一种滚翼飞行器的制作方法

本发明属于航空技术领域，尤其是涉及一种滚翼飞行器。

背景技术：

近年来随着无人机技术的高速发展，无人机开始广泛应用于各个行业，飞行器出现一种向中小型发展的分支，而现阶段最为主流的还是固定翼飞行器与旋翼飞行器，但是，这两种飞行器有着一些明显的缺点：

首先，目前中小型无人机飞行高度一般在5到50米，飞行速度约在8m/s到15m/s之间，其平均弦长多分布在200mm至300mm，由此可计算出其对应雷诺数在109492到511433之间，在这种相对较低的雷诺数下，机翼的边界层更加容易发生分离，粘性力的作用将比惯性力的作用更加明显，这使得机翼或螺旋桨的升阻比大大减小，飞行器的的气动效率显著降低，这就意味着能源的低效利用，无人机的能源消耗将会更大，续航时间将会变短，而对于微小型无人机，这种负面影响则会更加明显。其次，固定翼飞行器在速度过低时，会导致机翼失速而失去升力，因此很难完成悬停、原地调转、垂直起降等动作；旋翼飞行器在飞行过程中的姿态变化完全由螺旋桨的转速控制，无法做到快速、灵敏、准确的姿态切换。最后，由于螺旋桨在运作时，其桨叶展向垂直于桨轴，并且转速较快，因此无人机在飞行过程中往往会产生尖锐刺耳的噪音，这些缺陷使得无人机的普及与应用受到了很大的制约。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明旨在克服上述现有技术中存在的缺陷，提出一种滚翼飞行器。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种滚翼飞行器，包括飞行器本体和安装于所述飞行器本体上的多个滚翼，所述滚翼通过转轴与所述飞行器本体连接，每个滚翼对应设有一个安装于所述飞行器本体内部用于驱动其转动的动力机构一；

所述滚翼包括桨盘、桨叶，所述桨盘通过预留的通孔与所述转轴固定连接，所述桨盘与所述桨叶铰接；

每个所述滚翼还对应设有攻角调节组件，所述攻角调节组件包括调节盘和拉杆，所述拉杆一端与所述调节盘铰接，另一端与所述桨叶铰接，所述调节盘设置于所述转轴的外侧，所述调节盘还对应设有用于调节其位置的动力机构二。

进一步的，每个所述动力机构一包括驱动电机、主动齿轮，所述驱动电机固定于所述飞行器本体上，所述驱动电机连接有有一个电子调速器，电子调速器通过飞行控制器连接有用于接收遥控器信号的信号接收器，所述驱动电机的输出轴上固定有驱动齿轮，所述驱动齿轮与所述主动齿轮啮合连接，所述主动齿轮固定于所述转轴靠近所述飞行器本体的一端，所述转轴通过轴承贯穿于所述从动齿轮和偏心圆环，与所述从动齿轮转动连接。

进一步的，所述滚翼有三个，三个所述滚翼之间夹角为120度，周向安装于所述飞行器本体的侧板上，每个滚翼均对应一个所述动力机构二和动力机构一，所述动力机构一通过所述转轴伸出所述侧板预留的通孔与所述滚翼连接，所述动力机构二通过偏心圆环与所述滚翼连接；

每个所述桨盘上对称设有4个连接杆，每个所述连接杆末端与一个桨叶相连，所述桨盘上开有与所述转轴对应的通孔，所述转轴贯穿于通孔与所述桨盘固定连接；

每个桨叶对应设有两个桨盘。

进一步的，所述连接杆的末端通过预留的通孔固定有轴承，所述桨叶上开有与所述连接杆对应的方形孔，所述桨叶沿长度方向固定安装有插销，所述插销贯穿于所述方形孔和轴承内圈，使所述连接杆与所述桨叶转动连接。

进一步的，所述动力机构二包括舵机、控制齿轮、从动齿轮、偏心圆环，所述舵机安装在所述飞行器本体上，与信号接收器电性连接，所述舵机的输出轴与所述控制齿轮固定连接，所述从动齿轮转动连接于所述转轴上，所述控制齿轮与所述从动齿轮啮合连接，所述偏心圆环固定于所述从动齿轮靠近所述滚翼的一侧，所述偏心圆环的轴线偏离所述从动齿轮的轴线，所述偏心圆环与所述调节盘的内圈固定连接；

所述拉杆一端固定有轴承，所述桨叶上开有与所述拉杆对应的方形孔，所述桨叶沿长度方向开有与所述轴承内环、方形孔对应的通孔，所述拉杆通过将插销贯穿所述通孔和轴承内环铰接于所述桨叶上，所述调节盘为轴承，所述调节盘外环上开有与所述拉杆相对应的凹槽，所述调节盘上沿所述凹槽垂直方向对应设有三级安装孔，所述拉杆通过插销贯穿所述三级安装孔和拉杆另一端预留的通孔与所述调节盘铰接，所述调节盘内环与所述偏心圆环远离所述动力机构一的一端固定连接。

进一步的，所述飞行器本体上下设有多个六边形安装板，相邻的两个六边形安装板之间固定有三角形支架，所述六边形安装板的侧面垂直固定有侧板，每个侧板均与所述三角形支架的一边平行设置，每个侧板均对应一个滚翼、动力机构二、动力机构一。

进一步的，所述驱动电机与所述三角形支架螺纹连接，所述舵机固定于所述侧板上，所述舵机的输出轴通过所述侧板预留的通孔伸出所述飞行器本体，与所述从控制齿轮固定连接，所述从动齿轮通过轴承转动连接于伸出到所述所述飞行器本体外部的转轴上，与所述控制齿轮啮合连接，位于所述侧板上部的所述六边形安装板上均开有与所述主动轮对应的条形通口。

进一步的，位于所述侧板上部的所述六边形安装板上还开有与所述驱动电机对应的条形通口，所述侧板上还开有用于拆装所述驱动电机的拆装孔，所述拆装孔与所述驱动电机上的安装螺孔对应设置。

进一步的，所述飞行器本体底部还固定有底座，所述底座包括三根底杆和三根支撑杆，三根所述底杆首尾连接形成三脚架，每根所述支撑杆一端与所述底杆的交叉点固定连接，另一端与位于底部的所述六边形安装板固定连接。

进一步的，所述电子调速器、飞行控制器、信号接收机均安装于所述飞行器本体底部的所述六边形安装板上。

相对于现有技术，本发明具有以下优势：

(1)所述滚翼有三个，呈中心对称分布安装于所述飞行器本体的侧板上，旋转角速度方向相同，相比于同类四轴飞行器，在实现附加扭矩相互抵消的同时，减轻了飞行器自重，简化了控制电路，使飞行器利用桨叶做摆线运动时产生的非定常效应来获得非定常动态高升力，从而在低雷诺数下具有更高的气动效率。

(2)动力机构二通过齿轮传动来控制桨叶做摆线运动，从而带动拉杆改变各桨叶的瞬时攻角，由此在极短的时间内实现推力在桨盘平面的360°全向矢量变化，提高了整体灵活性；

采用齿轮传动，可靠性更高、稳定性好，具备结构简单反应灵敏的优势。

(3)所述滚翼转速较低，桨叶与转轴展向平行，噪音更小。

附图说明

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明创造实施例所述的一种滚翼飞行器示意图；

图2为本发明创造实施例所述的滚翼示意图；

图3为本发明创造实施例所述的滚翼局部放大示意图；

图4为本发明创造实施例所述的动力机构二和动力机构一示意图；

图5为本发明创造实施例所述的动力机构二和动力机构一示意图；

图6为本发明创造实施例所述的调节盘、拉杆示意图；

图7为本发明创造实施例所述的调节盘局部放大示意图；

图8为本发明创造实施例所述的飞行器本体示意图。

附图标记说明：

1-滚翼；11-桨盘；111-通孔；112-连接杆；113-轴承；12-桨叶；121-一级安装孔；122-二级安装孔；123-方形孔；15-插销；16-凹槽；2-飞行器本体；21-底座；22-六边形安装板；221-条形通口；23-侧板；231-拆装孔；24-三角形支架；3-动力机构二；31-舵机；311-控制齿轮；32-从动齿轮；321-偏心圆环；33-拉杆；34-调节盘；341-三级安装孔；4-动力机构一；41-驱动电机；411-驱动齿轮；42-主动齿轮；43-转轴。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1、图2、图5所示，一种滚翼1飞行器，包括飞行器本体2和安装于所述飞行器本体2上的多个滚翼1，所述滚翼1通过转轴43与所述飞行器本体2连接，每个滚翼1对应设有一个安装于所述飞行器本体2内部用于驱动其转动的动力机构一4；

所述滚翼1包括桨盘11、桨叶12，所述桨盘11通过预留的通孔111与所述转轴43固定连接，所述桨盘11与所述桨叶12铰接；

每个所述滚翼1还对应设有攻角调节组件，所述攻角调节组件包括调节盘34和拉杆33，所述拉杆33一端与所述调节盘34铰接，另一端与所述桨叶12铰接，所述调节盘34设置于所述转轴43的外侧，所述调节盘34还对应设有用于调节其位置的动力机构二3。

如图1、图4、图5所示，每个所述动力机构一4包括驱动电机41、主动齿轮42，所述驱动电机41固定于所述飞行器本体2上，所述驱动电机41连接有有一个电子调速器，电子调速器通过飞行控制器连接有用于接收遥控器信号的信号接收器，所述驱动电机41的输出轴上固定有驱动齿轮411，所述驱动齿轮411与所述主动齿轮42啮合连接，所述主动齿轮42固定于所述转轴43靠近所述飞行器本体2的一端，所述转轴43通过轴承113贯穿于所述从动齿轮32和偏心圆环321，与所述从动齿轮32转动连接。飞行器保持原有姿态时，驱动电机41通过驱动齿轮411驱动主动齿轮42转动，所述主动齿轮42带动转轴43转动从而带动滚翼1旋转，而主动齿轮42与从动齿轮32均保持相对静止。

如图1、图2、图5所示，所述滚翼1有三个，三个所述滚翼1之间夹角为120度，周向安装于所述飞行器本体2的侧板23上，每个滚翼1均对应一个所述动力机构二3和动力机构一4，所述动力机构一4通过所述转轴43伸出所述侧板23预留的通孔111与所述滚翼1连接，所述动力机构二3通过偏心圆环321与所述滚翼1连接，三个所述滚翼1呈等边三角形分布，相邻两转轴43之间的夹角为120°，每个滚翼1旋转时角速度方向均相同，即从俯视角度观察，每个滚翼1的上半周转动方向均是从与之对应的主动齿轮42转向从动齿轮32，因此均可产生稳定升力，根据“右手法则”三个位置的滚翼1所产生的竖直平面上的附加扭矩将互相抵消，由于这种中心对称的特殊稳定布局，本发明在脱离飞行控制器的情况下也可以平稳起飞；

每个所述桨盘11上对称设有4个连接杆112，每个所述连接杆112末端与一个桨叶12相连，所述桨盘11上开有与所述转轴43对应的通孔111，所述转轴43贯穿于通孔111与所述桨盘11固定连接；

每个桨叶12对应设有两个桨盘11。

如图2、图3所示，所述连接杆112的末端通过预留的通孔111固定有轴承113，所述桨叶12上开有与所述连接杆112对应的方形孔123，所述桨叶12沿长度方向固定安装有插销15，所述插销15贯穿于所述方形孔123和轴承113内圈，使所述连接杆112与所述桨叶12转动连接。

如图4至图7所示，所述动力机构二3包括舵机31、控制齿轮311、从动齿轮32、偏心圆环321，所述舵机31安装在所述飞行器本体2上，与信号接收器电性连接，所述舵机31的输出轴与所述控制齿轮311固定连接，所述从动齿轮32转动连接于所述转轴43上，所述控制齿轮311与所述从动齿轮32啮合连接，所述偏心圆环321固定于所述从动齿轮32靠近所述滚翼1的一侧，所述偏心圆环321的轴线偏离所述从动齿轮32的轴线，所述偏心圆环321与所述调节盘34的内圈固定连接；

所述拉杆33一端固定有轴承113，所述桨叶12上开有与所述拉杆33对应的方形孔123，所述桨叶12沿长度方向开有与所述轴承113内环、方形孔123对应的通孔111，所述拉杆33通过将插销15贯穿所述通孔111和轴承113内环铰接于所述桨叶12上，所述调节盘34为轴承113，所述调节盘34外环上开有与所述拉杆33相对应的凹槽16，所述调节盘34上沿所述凹槽16垂直方向对应设有三级安装孔341，所述拉杆33通过插销15贯穿所述三级安装孔341和拉杆33另一端预留的通孔111与所述调节盘34铰接，所述调节盘34内环与所述偏心圆环321远离所述动力机构一4的一端固定连接。当飞行器姿态需要改变时，操纵者使用遥控器控制舵机31旋转，舵机31通过控制齿轮311带动从动齿轮32转动，使偏心圆环321带动所述调节盘34围绕所述转轴43中心进行旋转，以此改变整个偏心圆机构的位置。拉杆33将这种位置变化反映在摆线桨机构的每个桨叶12上，通过推(拉)力的改变，使每个桨叶12在一个圆周内的运动轨迹发生变化，从而实现滚翼1推力的全向矢量变化。由于所述调节盘34通过偏心圆环321与奥奥从动齿轮32固定连接，因此在控制齿轮311带动所述从动齿轮32转动时不会造成滚翼1的震颤，是飞行器做动作变换时更加平稳。

如图1、图8所示，所述飞行器本体2上下设有多个六边形安装板22，相邻的两个六边形安装板22之间固定有三角形支架24，所述六边形安装板22的侧面垂直固定有侧板23，每个侧板23均与所述三角形支架24的一边平行设置，每个侧板23均对应一个滚翼1、动力机构二3、动力机构一4。

如图1、图8所示，所述驱动电机41与所述三角形支架24螺纹连接，所述舵机31固定于所述侧板23上，所述舵机31的输出轴通过所述侧板23预留的通孔111伸出所述飞行器本体2，与所述从控制齿轮311固定连接，所述从动齿轮32通过轴承113转动连接于伸出到所述所述飞行器本体2外部的转轴43上，与所述控制齿轮311啮合连接，位于所述侧板23上部的所述六边形安装板22上均开有与所述主动轮对应的条形通口221，防止所述六边形安装板22对主动齿轮42造成遮挡。

如图1、图8所示，位于所述侧板23上部的所述六边形安装板22上还开有与所述驱动电机41对应的条形通口221，所述侧板23上还开有用于拆装所述驱动电机41的拆装孔231，所述拆装空与所述驱动电机41上的安装螺孔对应设置。当需要拆装所述驱动电机41时，无需将整个飞行器本体2拆开，只要将螺丝刀伸入所述拆装空将用于固定驱动电机41的螺钉拧开，在从所述条形通口221将电机取出即可。

如图1、图8所示，所述飞行器本体2底部还固定有底座21，所述底座21包括三根底杆和三根支撑杆，三根所述底杆首尾连接形成三脚架，三根所述支撑杆一端与所述底杆的交叉点固定连接，另一端与位于底部的所述六边形安装板22固定连接。所述底座21使飞行器降落更加平稳，同时减少无人机与其他物体磕碰产生不必要的损耗。

如图1、图8所示，所述电子调速器、飞行控制器、信号接收机均安装于所述飞行器本体2底部的所述六边形安装板22上。由于所有大重量设备如锂钋电源、电子调速器、飞行控制器及接收机等均放置在机架平台的下层，且集中于中心位置，因此飞行器的整体重心位于飞行器动力发生面的下方，使得飞行器本身具有较好的稳定性，可在一定程度上减小其在姿态变化中的附加扭矩。

本发明在运转过程中，姿态的变化主要由各滚翼1的转速大小变化以及其合力方向变化来实现，因此其操控方式与传统飞行器不同。选取后方滚翼1桨盘11面的对立面作为飞行方向，舵机31通过一分三同向y线连接至信号接收机，起飞前做中立微调使各滚翼1升力方向竖直向上，通过遥控器油门控制驱动电机41运作，带动滚翼1旋转即可起飞，油门的大小控制其飞行高度；通过舵机31旋转动力机构二3使位置发生相对变化，引起桨叶12的攻角变化，从而使每个滚翼1机构均以其对应的转轴43作为力臂均产生同顺时针或同逆时针的偏航力矩，从而实现飞行器整体的偏航；通过相邻滚翼1的差速变化，使得两侧升力不等，从而实现飞行器整体的滚转；通过调整后方滚翼1的转速来使后滚翼1的升力大小发生变化，从而实现飞行器的俯仰。此外，由于每个滚翼1均可产生全方向矢量推力，因此通过动力机构二3调整各桨叶12的攻角，即可在飞行器姿态不变的情况下实现其前进与后退。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。